目前,以NACA0012翼型为特征的高超声速飞行器的气动热预示,特别是后缘翼型形状和网格参数对其影响的分析相对不足。设计了尖后缘和钝后缘两种翼型,采用统一的网格策略生成了数量相同的结构化网格。通过验证试验确定了合适的网格策略和数值方法,提出了一种超燃冲压高超声速飞行器在巡航段的气动热预示方案。仿真测试表明,后缘形状首选钝后缘,网格雷诺数应不大于16,近激波面aspect ratio的数值取决于选用的后缘形状。气动热预示表明高超声速飞行器在巡航段的温度可达1885℃,热障问题十分突出。

为探索增强小迎角下翼型气动性能的射流控制方法,进而实现无舵飞行控制,在环量控制的启发下,提出在NACA0012翼型下表面靠近后缘的位置布置射流(Jet on the lower surface of trailing edge,LSTE jet),并通过分析流动状态与参数变化优化LSTE射流的气动控制效果.首先,采用3套不同规模的网格对NACA0012翼型本身进行数值模拟,验证了数值模拟方法的收敛性与有效性.其次,通过比较流场的马赫数分布、流线和压力分布的变化,研究了LSTE射流影响翼型气动性能的机理.最后,研究了翼型的气动系数随射流的位置、动量系数和前向夹角的变化规律.结果表明LSTE射流在后缘诱导产生逆时针的涡,形成低压分离区,使后缘主流向下偏折,增加了翼型的有效弯度,并且前缘的吸力峰也因此增加,从而增大了升力系数;LSTE射流越靠近后缘,动量系数越大,增升减阻效果越好,但翼型的失速迎角会减小...